NREL's S821 Airfoil (s821-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NREL's S821 Airfoil (s821-nr) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 35.61 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-s821-nr-100000.txt Download as CSV file: xf-s821-nr-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NREL's S821 Airfoil
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-5.000 0.0314 0.12009 0.11369 -0.0343 0.9595 0.3024
-4.750 0.0507 0.11779 0.11142 -0.0372 0.9487 0.3070
-4.500 0.0245 0.11791 0.11147 -0.0421 0.9391 0.3122
-4.250 0.0715 0.11293 0.10655 -0.0451 0.9313 0.3132
-4.000 0.1197 0.10873 0.10240 -0.0494 0.9270 0.3149
-3.750 0.1500 0.10604 0.09977 -0.0511 0.9160 0.3175
-3.500 0.1854 0.10306 0.09683 -0.0553 0.9105 0.3216
-3.250 0.1307 0.10590 0.09958 -0.0574 0.8944 0.3303
-3.000 0.1918 0.09970 0.09344 -0.0618 0.8919 0.3313
-2.750 0.2321 0.09581 0.08963 -0.0635 0.8821 0.3326
-2.500 0.2773 0.09209 0.08597 -0.0671 0.8766 0.3347
-2.250 0.3223 0.08867 0.08259 -0.0719 0.8730 0.3385
-2.000 0.3433 0.08683 0.08077 -0.0741 0.8621 0.3448
-1.750 0.3402 0.08541 0.07929 -0.0793 0.8543 0.3508
-1.500 0.4109 0.08019 0.07412 -0.0863 0.8511 0.3527
-1.250 0.4470 0.07761 0.07158 -0.0883 0.8372 0.3551
-1.000 0.5016 0.07428 0.06823 -0.0952 0.8301 0.3598
-0.750 0.4392 0.07778 0.07162 -0.0933 0.8107 0.3702
-0.500 0.4963 0.07311 0.06698 -0.0962 0.7987 0.3714
-0.250 0.5577 0.06932 0.06316 -0.1011 0.7875 0.3736
0.000 0.5825 0.06784 0.06171 -0.1007 0.7719 0.3763
0.250 0.6104 0.06637 0.06019 -0.1020 0.7595 0.3806
0.500 0.5294 0.07052 0.06429 -0.0947 0.7452 0.3911
0.750 0.5667 0.06714 0.06093 -0.0962 0.7344 0.3923
1.000 0.6079 0.06451 0.05831 -0.0972 0.7221 0.3938
1.250 0.6401 0.06286 0.05667 -0.0973 0.7107 0.3963
1.500 0.6619 0.06182 0.05566 -0.0964 0.6993 0.4001
1.750 0.6739 0.06122 0.05505 -0.0954 0.6895 0.4064
2.250 0.4825 0.05099 0.04455 -0.0903 0.6764 0.3500
2.500 0.4851 0.04312 0.03632 -0.1006 0.6705 0.3497
2.750 0.4916 0.04604 0.03956 -0.0914 0.6590 0.3509
3.000 0.5842 0.05281 0.04659 -0.0835 0.6487 0.3659
3.250 0.5780 0.05152 0.04536 -0.0809 0.6400 0.3629
3.500 0.5495 0.04609 0.03983 -0.0848 0.6325 0.3564
3.750 0.5796 0.04270 0.03627 -0.0911 0.6254 0.3597
4.000 0.6118 0.03618 0.02927 -0.1054 0.6159 0.3711
4.250 0.6321 0.03624 0.02945 -0.1034 0.6064 0.3733
4.500 0.6726 0.03625 0.02947 -0.1038 0.5989 0.3764
4.750 0.6759 0.03630 0.02968 -0.1006 0.5879 0.3795
5.000 0.7398 0.03386 0.02681 -0.1099 0.5783 0.3916
5.250 0.7490 0.03414 0.02731 -0.1064 0.5681 0.3942
5.500 0.7745 0.03414 0.02740 -0.1049 0.5583 0.3978
5.750 0.8016 0.03407 0.02736 -0.1044 0.5486 0.4028
6.000 0.8399 0.03303 0.02613 -0.1078 0.5366 0.4124
6.250 0.8689 0.03277 0.02592 -0.1073 0.5266 0.4171
6.500 0.8840 0.03288 0.02619 -0.1045 0.5152 0.4212
6.750 0.9169 0.03263 0.02589 -0.1047 0.5043 0.4284
7.000 0.9482 0.03203 0.02518 -0.1060 0.4912 0.4375
7.250 0.9680 0.03202 0.02529 -0.1038 0.4798 0.4418
7.500 0.9914 0.03187 0.02517 -0.1022 0.4674 0.4477
7.750 1.0129 0.03175 0.02506 -0.1014 0.4538 0.4562
8.000 1.0455 0.03130 0.02450 -0.1016 0.4403 0.4636
8.250 1.0544 0.03137 0.02473 -0.0980 0.4260 0.4685
8.500 1.0697 0.03136 0.02475 -0.0956 0.4112 0.4754
8.750 1.0940 0.03112 0.02436 -0.0951 0.3947 0.4847
9.000 1.1063 0.03107 0.02432 -0.0919 0.3789 0.4898
9.250 1.1048 0.03127 0.02465 -0.0870 0.3627 0.4950
9.500 1.1114 0.03154 0.02489 -0.0839 0.3446 0.5022
9.750 1.1196 0.03195 0.02522 -0.0813 0.3252 0.5094
10.000 1.1212 0.03259 0.02587 -0.0774 0.3066 0.5144
10.250 1.1239 0.03341 0.02664 -0.0741 0.2876 0.5207
10.500 1.1299 0.03441 0.02748 -0.0719 0.2683 0.5287
10.750 1.1332 0.03553 0.02852 -0.0693 0.2510 0.5345
11.000 1.1357 0.03682 0.02976 -0.0665 0.2354 0.5404
11.250 1.1418 0.03823 0.03106 -0.0647 0.2206 0.5481
11.500 1.1513 0.03970 0.03238 -0.0635 0.2069 0.5563
11.750 1.1605 0.04104 0.03359 -0.0617 0.1950 0.5629
12.000 1.1644 0.04273 0.03538 -0.0601 0.1842 0.5706
12.250 1.1750 0.04438 0.03697 -0.0593 0.1739 0.5794
12.500 1.1879 0.04572 0.03818 -0.0580 0.1647 0.5873
12.750 1.1914 0.04769 0.04028 -0.0569 0.1565 0.5961
13.000 1.2031 0.04931 0.04187 -0.0561 0.1486 0.6047
13.250 1.2106 0.05105 0.04364 -0.0551 0.1415 0.6134
13.500 1.2204 0.05309 0.04569 -0.0547 0.1346 0.6238
13.750 1.2315 0.05461 0.04719 -0.0537 0.1283 0.6330
14.000 1.2369 0.05704 0.04973 -0.0534 0.1225 0.6437
14.250 1.2505 0.05849 0.05113 -0.0526 0.1169 0.6539
14.500 1.2537 0.06118 0.05398 -0.0524 0.1121 0.6648
14.750 1.2629 0.06300 0.05582 -0.0517 0.1074 0.6755
15.000 1.2706 0.06556 0.05845 -0.0517 0.1030 0.6883
15.250 1.2714 0.06813 0.06120 -0.0512 0.0992 0.6984
15.500 1.2894 0.06974 0.06272 -0.0508 0.0951 0.7140
15.750 1.2804 0.07349 0.06676 -0.0509 0.0922 0.7245
16.000 1.2896 0.07549 0.06877 -0.0506 0.0889 0.7400
16.250 1.2941 0.07833 0.07171 -0.0506 0.0861 0.7557
16.500 1.2831 0.08267 0.07635 -0.0513 0.0840 0.7687
16.750 1.2836 0.08561 0.07941 -0.0515 0.0816 0.7868
17.000 1.3001 0.08674 0.08049 -0.0503 0.0790 0.8157
17.250 1.2733 0.09288 0.08706 -0.0523 0.0780 0.8297
17.500 1.2477 0.09892 0.09350 -0.0543 0.0769 0.8487
17.750 1.2200 0.10443 0.09938 -0.0554 0.0761 0.8884
18.000 1.1942 0.11091 0.10615 -0.0590 0.0751 1.0000
18.250 1.2480 0.10921 0.10395 -0.0587 0.0719 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NREL's S821 Airfoil (s821-nr)